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CN101017001A - 涡轮机环形燃烧室 - Google Patents

涡轮机环形燃烧室 Download PDF

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CN101017001A
CN101017001A CNA200710080118XA CN200710080118A CN101017001A CN 101017001 A CN101017001 A CN 101017001A CN A200710080118X A CNA200710080118X A CN A200710080118XA CN 200710080118 A CN200710080118 A CN 200710080118A CN 101017001 A CN101017001 A CN 101017001A
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fan
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马里奥·德索萨
迪迪尔·埃赫南德兹
托马斯·诺尔
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Safran Aircraft Engines SAS
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SNECMA SAS
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Abstract

涡轮机环形燃烧室，包括一个内壁(26)，一个外壁(28)和一个设置在所述燃烧室上游区域所述内外壁之间的燃烧室底部(30)，其特征在于：燃烧室底部(30)分为几个扇形段(130)，每个扇形段固定到所述内壁和外壁(26，28)上，这些扇形段(130)上带有侧缘，这样两个相邻的扇形段的侧缘(130a，130b)就可以重叠。更确切地说，每个扇形段(130)都包括一个唇缘(60)，沿其中一个侧缘(130a)伸出，这个唇缘相对于这个扇形段的其中一个平面伸出，并覆盖了相邻扇形段的侧缘(130b)。

Description

涡轮机环形燃烧室
技术领域
本发明涉及一种涡轮机环形燃烧室，这种类型的燃烧室包括一个内壁、一个外壁和一个在所述燃烧室上游区域内所述两个壁之间设置的燃烧室底部。通常，燃烧室底部下游处布置的两个固定凸缘可以使所述内外壁固定到涡轮机的其它部件上，常常是燃烧室周围的内外壳。
背景技术
以前，燃烧室的所述内壁和外壁都是用金属或金属合金制成，且这些内外壁都必须冷却才能使其承受涡轮机工作期间的温度。
目前，为了减少分配到这些内外壁的气流，这些内外壁都采用陶瓷材料而不是金属材料制成。陶瓷材料可以非常有效地承受高温，而且比通常使用的金属材料的容积密度要低。就冷却空气和重量而言，其好处是改善了涡轮机的效能。所使用的陶瓷材料最好是陶瓷基复合材料，通常称之为CMCs，选择这种材料是考虑其机械性能好，能够在高温情况下保持这些性能。
就燃烧室底部来讲，该部件最好是金属或金属合金，而不是陶瓷材料，因为这有利于使用已知和成熟固定方法，例如焊接，可以使得其它部件(一般是喷油系统和挡油板)可以固定到燃烧室底部。
内壁和外壁制作所使用的陶瓷材料常常都具有较低的膨胀系数，比制作燃烧室底部所用金属材料的膨胀系数要低三倍，这样内外壁在燃烧室工作温度变化期间，它们的膨胀和收缩要低于燃烧室底部。换句话说，燃烧室底部的内外直径和内外壁直径的变化差异使得燃烧室工作期间对这些部件产生应力。这些应力可能是造成内外壁产生裂纹的原因，陶瓷材料的特性就是相当脆。
为了解决这个问题，FR 2 855 249文件所描述的一种解决方案就是采用了若干个挠性固定凸耳将燃烧室底部(在一个环形件上做成的)连接到所述内壁和外壁上，这些凸耳能够根据部件之间的不同膨胀情况弹性变形。这种结构的主要缺陷是，当涡轮机工作时，挠性固定凸耳的动态特性差，为此，常常必须使用阻尼方法来限制这些凸耳的变形，防止诱导振动。此外，固定凸耳之间留有空间，新鲜空气通过该空间进入燃烧室，它会降低燃烧室的效能，同时容易产生污染排放物，例如燃烧不完全产物和/或一氧化碳。
发明专利内容
本发明的目的是解决这些问题，或者至少缓解这些影响，作为其目的，本发明提出了一种燃烧室，该燃烧室采用了一种可作为FR 2 855 249专利申请中所介绍的挠性固定凸耳结构的替代方案，即能够适合燃烧室和内外壁之间不同膨胀的结构。
为了实现此目的，本发明的一个目标就是下面所述的一种环形燃烧室，其特征在于：所述燃烧室底部分为几个相互临近的扇形段，每个扇形段都固定到所述内外壁上。
这样，燃烧室的各个扇形段的侧缘就按照燃烧室工作温度的变化彼此相对设置：温度升高时，每个扇形段就会膨胀，各个扇形段的侧缘就会彼此靠的很近，然而，当温度下降时，各个扇形段的侧缘则会彼此分开。采用这种方式，温度变化时，燃烧室底部的内外直径变化就小于那种采用一个环形体制成的燃烧室，在燃烧室底部和燃烧室内外壁之间的应力就小。
在燃烧室最大工作温度时，各个扇形段的侧缘彼此会靠的很紧。这些扇形段可以方便接触，从而极大地限制了或防止了新鲜空气从燃烧室的外部流入内部。
这些扇形段都带有侧缘，两个相邻的侧缘重叠。这样，各个扇形段之间就可以实现良好密封。当这些扇形段彼此分开(或彼此靠近时)，所述侧缘就会一个滑过一个，它们之间的密封性得到保持。按照一个实施例，每个扇形段都带有一个沿其中一个侧缘伸出的唇缘，该唇缘相对于这个扇形段的表面伸出(向上游或向下游)并覆盖了相邻扇形段的侧缘。
如上所述，当燃烧室底部采用金属或金属合金而内外壁采用陶瓷材料，尤其是陶瓷基复合材料CMC制成时，本发明特别有效。然而，在其它案例下，例如燃烧室和内外壁都是用金属材料或燃烧室和内外壁都是用陶瓷材料制成时，本发明也能应用。在这后一种示例中，即与内外壁和燃烧室之间不同膨胀相关的问题无关紧要时或不存在时，燃烧室底部的扇形分布形式就对燃烧室底部与内外壁的装配很有帮助。特别是，由于这些扇形段比整体环形燃烧室底部更灵活，这些扇形段在其装配期间产生的应力就小。例如，这种装配可以采用螺栓连接来实现。这些部件在其连接点断裂的风险因而也得以降低。
阅读本发明所述燃烧室的一个示例的详细说明，可以更好地了解本发明和其特性，这个示例仅为示意性的，本发明并不仅限于此。
附图说明
图1为涡轮机部件的轴向半剖面示意图，该涡轮机装有根据本发明所述的燃烧室；
图2是图1所示燃烧室底部的部分透视图(从上游看)；
图3为图2所示燃烧室底部两个扇形段的详细透视图(从上游看)；
图4是图2所示燃烧室底部一个扇形段的详细透视图(从下游看)；
具体实施方式
本发明可以用于任何类型的涡轮机：涡轮喷气式发动机、涡轮螺旋桨发动机、陆用燃气涡轮发动机等。下面示例更具体地涉及一种航空涡轮喷气发动机。
图1以轴向半剖面的形式示出了涡轮喷气发动机的一个部分，包括：
一个环形内壳12，主要轴线对应于涡轮喷气发动机的旋转轴线；
一个环形外壳14，与内壳12同轴线；
两个壳体12和14之间的环形空间16容纳压缩的氧化剂，通常都是空气，来自于上游涡轮喷气发动机的压缩机(图中未示)；
上游和下游是按照涡轮喷气发动机内气体流动的正常方向来定义的，如箭头F所示。从上游到下游，空间16包括：
一个喷油总成，将燃油喷入下面所述的燃烧室24，这个喷油总成由许多喷油装置20组成，这些喷油装置均匀地分布在燃烧室24的上游，每个喷油装置包括一个固定到外壳14上的喷油嘴22。喷油嘴22通过一个固定件19和一个混合器21与燃烧室24相连接。为了简化起见，这些部件都在图1中未示，但在图2到图4中都可看到。
燃烧室24包括一个径向内环形壁26和一个径向外环形壁28，两个都与轴线10成同轴线；燃烧室还包括一个横向壁，构成了燃烧室的底部30，该壁固定到内壁26和外壁28的上游端。燃烧室底部30上有通孔40，便于通过喷油嘴22喷油，氧化剂部分通过混合器21进入燃烧室。
内部27和外部29联接凸缘分别将内壁26和外壁28连接到内壳12和外壳14上。
一个用金属合金制成的环形分配器42，形成了高压涡轮进气级(图中未示)，通常包括许多个固定叶片44，这些叶片安装在内环形平台46和外环形平台48之间。分配器42通过相应的紧固件固定到涡轮机的内壳12和外壳14上。
燃烧室底部30用金属合金制成，而燃烧室24的内壁26和外壁28用陶瓷基复合材料，即CMC制成。
燃烧室底部30分为几个彼此相邻的扇形段130。每个扇形段130都有一个中央部件133，实际上与轴线10垂直，其中形成了至少一个通孔40。这个中央部件133通过两个转延板132和134从其底部和顶部伸出，实际上是面向轴线10，并分别固定到内壁26和外壁28上。
参照图2，介绍了两个相邻扇形段130的侧缘130a和130b重叠的独特方式。每个扇形段130都包括一个唇缘60，最好沿其中一个侧缘130a伸出，实际上是在扇形段中央部件133的整个长度上。该扇形段的另一个侧缘没有这样的一个唇缘，为此将其称之为平缘130b。
唇缘60相对于扇形段130的中央部件向上游或下游伸出，这样就能够覆盖相邻扇形段的平缘130b。在图4所示的示例中，唇缘60从扇形段130的上游面的一侧伸出，这样，如果必要，就可以在下游面上安装挡板23。
唇缘60可直接在制作扇形段130期间成形，或者在其制造后的机加工时成形。唇缘60还包括一个通过焊接(铜焊)安装到扇形段侧缘130a上的板条。
当扇形段彼此相对分开时，随着燃烧室24内工作温度的下降，扇形段的侧缘130a和唇缘60则会从相邻扇形段的平侧缘130b处移开。唇缘60宽度很宽，这样当扇形段130彼此分开时，就可以避免扇形段之间出现过大的圆周间隙。当唇缘60的宽度达到可使扇形段130之间的圆周间隙等于零或为负值时，就可以防止扇形段130之间新鲜空气的流通(或至少大大限制了空气的流通)。
另外，为了限制扇形段之间新鲜空气的流通，采取了措施，使得唇缘60的下游(或上游)能够与相邻的平侧缘130b的上游(或下游)平面接触。但是，如果伴随着这种接触出现的摩擦过大，进而削弱了扇形段130的相对位移时，可在这些平面之间留出小量的轴向间隙，这就要损害扇形段130之间的密封性。
按照本发明的另一个方面，每个扇形段130在连接点36和36′处都固定到至少内壁26和外壁28的其中一个上，确保了可靠固定。另外，这也可以防止扇形段130在其中一个连接点36和36′的周围相对于该壁的绕轴旋转。在这个示例中，每个扇形段130都在两个连接点36和36′处固定到每个内壁26和外壁28上。
为了很方便地将扇形段130固定到内壁26和外壁28上，使用了固定部件，可以使所述两个连接点36和36′靠的很近或彼此分开(根据燃烧室底部的圆周方向)。采用这种方式，当连接点36和36′由于扇形段膨胀(或收缩)而彼此分开(或彼此靠近)时，就可以避免在相关壁上产生应力。
例如，这样的固定部件与螺栓52相配合，后者与至少一个长方形孔50配合，孔的宽度实际上等于螺栓杆52的直径。这个长方形孔50可以在燃烧室底部130的扇形段的转延板132(134)处，也可以在内壁26或外壁28处，或者同时在这两个部件上。在这个示例中，长方形孔50只在转延板132和134处。在内壁26和外壁28上制作的孔都是圆柱形的，直径与所使用的螺栓52的杆部直径相符。
每个长方形孔50都朝圆周方向(即，每个孔的长度都朝向环形燃烧室30的圆周方向)，螺栓52与该孔50配合，因此可以在孔50内成圆周方向位移，如双箭头B所示。在这些图所述的示例中，所有的连接点36和36′都是用螺栓固定，但是两个连接点中只有一个固定点36′是通过螺栓穿过长方形孔50来实现的。为了简化这些图，图中并未示出所有的螺栓52。
假设燃烧室30的各个扇形段130都是用金属材料制成的，一般都是耐火金属合金，那么通过焊接(铜焊)则很容易在其上面固定喷油系统20的各种部件，例如固定件19和混合器21。此外，如果必要，还可以在每个扇形段130的下游壁上安装一个挡板23，用来防止扇形段130承受燃烧室内的高温气体。这种挡板23是可选择的，其主要取决于制作各个扇形段130所用材料的固有抗高温能力。

Claims (9)

1.涡轮机的环形燃烧室(24)，包括一个内壁(26)，一个外壁(28)和一个设置在所述燃烧室上游区域所述内外壁之间的燃烧室底部(30)，其特征在于：燃烧室底部(30)分为几个扇形段(130)，每个扇形段固定到所述内壁和外壁(26，28)上，所述扇形段(130)上带有侧缘(130a，130b)，这样两个相邻的扇形段的侧缘就可以重叠。
2.根据权力要求1所述的环形燃烧室，其特征在于：每个扇形段(130)都包括一个唇缘(60)，沿其中一个侧缘(130a)伸出，这个唇缘相对于这个扇形段的其中一个平面伸出并覆盖了相邻扇形段的侧缘(130b)。
3.根据权力要求2所述的环形燃烧室，其特征在于：每个扇形段(130)都有一个中央部件(133)，通过分别固定到所述内壁(26)和外壁(28)上的两个转延板(132，134)伸出，所述唇缘(60)实际上伸过中央部件(133)的整个长度。
4.根据权力要求1到3任何一种权力所述的环形燃烧室，其特征在于：每个扇形段(130)都在两个连接点(36和36′)处固定到至少一个壁(内壁26，外壁28)上。
5.根据权力要求4所述的环形燃烧室，包括一个将所述扇形段(130)固定到所述至少一个壁(内壁26，外壁28)上的固定部件，它能使所述两个连接点(36和36′)可以彼此靠近或彼此分开。
6.根据权力要求5所述的环形燃烧室，其特征在于：所述固定部件通过螺栓穿过至少一个长方形孔(50)进行连接。
7.根据权力要求1到6任何一种权力所述的环形燃烧室，其特征在于：燃烧室底部(30)采用金属或金属合金制成，而内壁和外壁(26，28)则用陶瓷材料制成的。
8.根据权力要求1到7任何一种权力所述的环形燃烧室，其特征在于：燃烧室底部(30)的每个扇形段(130)都装备一个挡板(23)。
9.涡轮机，包括了根据上述权力要求中任何一种权力所述的环形燃烧室。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103080652A (zh) * 2010-09-14 2013-05-01 斯奈克玛 用于涡轮机的燃烧室的背部的空气动力学罩
CN103486619A (zh) * 2012-06-13 2014-01-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种火焰筒固定结构
CN103868095A (zh) * 2012-12-14 2014-06-18 中航商用航空发动机有限责任公司 主动气流控制调节装置和包括该装置的发动机燃烧室
CN103874887A (zh) * 2011-10-26 2014-06-18 斯奈克玛 在涡轮发动机中的环形燃烧室
CN109340821A (zh) * 2018-10-16 2019-02-15 安徽省飞腾航空科技有限公司 一种轻型航空发动机燃烧室结构及其工作方式
CN111836998A (zh) * 2018-02-28 2020-10-27 赛峰航空器发动机 燃烧室双室底

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7578134B2 (en) * 2006-01-11 2009-08-25 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
FR2903171B1 (fr) * 2006-06-29 2008-10-17 Snecma Sa Agencement a liaison par crabot pour chambre de combustion de turbomachine
FR2909748B1 (fr) * 2006-12-07 2009-07-10 Snecma Sa Fond de chambre, procede de realisation de celui-ci, chambre de combustion le comportant et turboreacteur en etant equipe
FR2910115B1 (fr) * 2006-12-19 2012-11-16 Snecma Deflecteur pour fond de chambre de combustion, chambre de combustion en etant equipee et turboreacteur les comportant
FR2914399B1 (fr) * 2007-03-27 2009-10-02 Snecma Sa Carenage pour fond de chambre de combustion.
FR2918444B1 (fr) 2007-07-05 2013-06-28 Snecma Deflecteur de fond de chambre, chambre de combustion le comportant et moteur a turbine a gaz en etant equipe
FR2918443B1 (fr) * 2007-07-04 2009-10-30 Snecma Sa Chambre de combustion comportant des deflecteurs de protection thermique de fond de chambre et moteur a turbine a gaz en etant equipe
FR2921462B1 (fr) * 2007-09-21 2012-08-24 Snecma Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz
FR2929690B1 (fr) * 2008-04-03 2012-08-17 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz
FR2929689B1 (fr) * 2008-04-03 2013-04-12 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion de turbine a gaz a parois interne et externe sectorisees
FR2930628B1 (fr) * 2008-04-24 2010-04-30 Snecma Chambre annulaire de combustion pour turbomachine
US8266914B2 (en) * 2008-10-22 2012-09-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield sealing for gas turbine engine combustor
CH704185A1 (de) * 2010-12-06 2012-06-15 Alstom Technology Ltd Gasturbine sowie verfahren zum rekonditionieren einer solchen gasturbine.
DE102011014670A1 (de) * 2011-03-22 2012-09-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Segmentierter Brennkammerkopf
US10612469B2 (en) 2013-08-05 2020-04-07 United Technologies Corporation Diffuser case mixing chamber for a turbine engine
US9534784B2 (en) 2013-08-23 2017-01-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Asymmetric combustor heat shield panels
US8984896B2 (en) * 2013-08-23 2015-03-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Interlocking combustor heat shield panels
FR3011620B1 (fr) * 2013-10-04 2018-03-09 Snecma Chambre de combustion de turbomachine pourvue d'un passage d'entree d'air ameliore en aval d'un orifice de passage de bougie
EP3066386B1 (en) 2013-11-04 2020-04-29 United Technologies Corporation Turbine engine combustor heat shield with multi-height rails
EP3066390B1 (en) 2013-11-04 2020-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with offset rail
EP3084310A4 (en) 2013-12-19 2017-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with circumferential rail stud architecture
EP3090208B1 (en) 2013-12-31 2018-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with enhanced flow architecture
GB201408690D0 (en) * 2014-05-16 2014-07-02 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement
US10648669B2 (en) 2015-08-21 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Case and liner arrangement for a combustor
US10830448B2 (en) 2016-10-26 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel with a multiple of heat transfer augmentors for a gas turbine engine combustor
US10669939B2 (en) 2016-10-26 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Combustor seal for a gas turbine engine combustor
US10823410B2 (en) 2016-10-26 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Cast combustor liner panel radius for gas turbine engine combustor
US10670269B2 (en) 2016-10-26 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Cast combustor liner panel gating feature for a gas turbine engine combustor
US10935243B2 (en) 2016-11-30 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Regulated combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10739001B2 (en) 2017-02-14 2020-08-11 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel shell interface for a gas turbine engine combustor
US10677462B2 (en) 2017-02-23 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail angled cooling interface passage for a gas turbine engine combustor
US10718521B2 (en) 2017-02-23 2020-07-21 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling interface passage for a gas turbine engine combustor
US10830434B2 (en) 2017-02-23 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail with curved interface passage for a gas turbine engine combustor
US10823411B2 (en) 2017-02-23 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel end rail cooling enhancement features for a gas turbine engine combustor
US10941937B2 (en) 2017-03-20 2021-03-09 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner with gasket for gas turbine engine
FR3084446B1 (fr) * 2018-07-25 2024-02-02 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion monobloc
US11143108B2 (en) * 2019-03-07 2021-10-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Annular heat shield assembly for combustor
EP3859795A1 (de) 2020-01-28 2021-08-04 (CNBM) Bengbu Design & Research Institute for Glass Industry Co., Ltd. Farbiges plattenförmiges bauteil mit strukturierter deckplatte und farbfilterschicht
ES2928504T3 (es) 2020-01-28 2022-11-18 Cnbm Res Institute For Advanced Glass Materials Group Co Ltd Elemento de fachada coloreado con estructura de paneles compuestos
FR3107106B1 (fr) * 2020-02-11 2022-07-08 Safran Aircraft Engines Ensemble COMPRENANT un carter et une chambre de combustion, et turbomachine ainsi equipee

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4222230A (en) * 1978-08-14 1980-09-16 General Electric Company Combustor dome assembly
US4843825A (en) * 1988-05-16 1989-07-04 United Technologies Corporation Combustor dome heat shield
GB2295887A (en) * 1994-12-08 1996-06-12 Rolls Royce Plc Combustor assembly
US5623827A (en) * 1995-01-26 1997-04-29 General Electric Company Regenerative cooled dome assembly for a gas turbine engine combustor
US6557349B1 (en) * 2000-04-17 2003-05-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing heat transfer from combustors
US6513330B1 (en) * 2000-11-08 2003-02-04 Allison Advanced Development Company Diffuser for a gas turbine engine
FR2825779B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103080652A (zh) * 2010-09-14 2013-05-01 斯奈克玛 用于涡轮机的燃烧室的背部的空气动力学罩
CN103080652B (zh) * 2010-09-14 2015-05-06 斯奈克玛 环形罩、环形燃烧室和涡轮机
CN103874887A (zh) * 2011-10-26 2014-06-18 斯奈克玛 在涡轮发动机中的环形燃烧室
CN103874887B (zh) * 2011-10-26 2015-11-25 斯奈克玛 在涡轮发动机中的环形燃烧室
CN103486619A (zh) * 2012-06-13 2014-01-01 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种火焰筒固定结构
CN103486619B (zh) * 2012-06-13 2016-02-24 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种火焰筒固定结构
CN103868095A (zh) * 2012-12-14 2014-06-18 中航商用航空发动机有限责任公司 主动气流控制调节装置和包括该装置的发动机燃烧室
CN103868095B (zh) * 2012-12-14 2016-05-04 中航商用航空发动机有限责任公司 主动气流控制调节装置和包括该装置的发动机燃烧室
CN111836998A (zh) * 2018-02-28 2020-10-27 赛峰航空器发动机 燃烧室双室底
CN111836998B (zh) * 2018-02-28 2022-08-05 赛峰航空器发动机 燃烧室双室底
CN109340821A (zh) * 2018-10-16 2019-02-15 安徽省飞腾航空科技有限公司 一种轻型航空发动机燃烧室结构及其工作方式

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